“快舟”固体运载火箭

“快舟”固体运载火箭

【快舟小型固体运载火箭】作为世界上首个星箭一体，我国首个具有快速集成、快速入轨、栅格翼舵面等创新特点的小型固体运载火箭，该火箭由中国航天科工研制生产。2013年9月25日12时37分，快舟小型固体运载火箭将快舟一号卫星准确送入预定轨道，成功实现了我国首次采用小型固体运载火箭快速发射卫星。

快舟小型固体运载火箭是世界上首个星箭一体，我国首个具有快速集成、快速入轨、栅格翼舵面等创新特点的小型固体运载火箭。主要应用于自然灾害突发、地面监测和通信系统发生故障时，实现卫星的快速发射和空间部署，及时获取灾害情况信息，为最大限度地减少灾害损失和组织抗灾救灾创造条件。

此前关于快舟的“星箭一体”设计，在哈工大的宣传中已有所披露，而“栅格翼舵面”则是首次公开。但是在科工集团weibo上公开的图片（或者说CG）中却没有栅格翼——ps的太过分了。尽管如此，笔者还是试图结合公开发表的论文分析一下快舟的渊源和设计特点。航天科工集团发展小型固体运载火箭的最初尝试是2000年开始研制的“开拓者”系列运载火箭，由科工四院在DF-21中程弹道导弹的基础上研制。KT-1火箭长13.6米，直径1.4米，重20吨，

四级固体发动机，运载能力为50 kg@400 km SSO。2002年9月和2003年9月，KT-1的两次飞行试验都未获完全成功。在珠海航展上，还有个1.7米直径的KT-2模型，但从没有进行实际飞行的消息。由于种种原因，“开拓者”项目始终未获得国家立项。于是科工集团另辟蹊径，利用研发地基直接上升式反卫星导弹武器的机会继续研发小型固体

运载火箭，称作KT-409，作为DN-1（动能一号）导弹的助推器。KT-409继承了KT-1的1.4米直径，但整体设计方案有很大改变，连总体单位都变了。根据这篇报道，KT-409是2002年8月竞标的，三家竞标单位可能是科工二院、四院和九院（066基地），最终九院中标。九院的方案可以从一些公开论文看出端倪，总结如下：KT-409推进系统为三级固体发动机液体上面级。其中固体发动机采用耗尽关机、固定喷管，液体上面级兼顾助推段姿控和入轨末修、调姿。采用侧喷流和栅格舵联合进行姿态控制，以期降低系统成本, 减小起飞质量, 达到实现运载器小型化的目的，提高入轨能力。第一级采用栅格舵气动布局，增加了气动静稳定性；取消了传统的摆动喷管及伺服机构, 由集成在末助推级的侧喷流姿控动力系统为运载器飞行的各个阶段提供姿态控制所

需要的力矩。运载能力：100 kg@700 km SSO，起飞质量约20吨，采用WS2500底盘机动发射车运输和发射。KT-409最重要的创新之处主要在于取消战略导弹和运载火箭常用

的一级发动机喷管矢量控制，而改用战术导弹常用的侧喷流和栅格舵联合姿态控制。火箭尾段安装4片栅格舵，按“”字型成对安装，成对工作。运载火箭一级飞行段主要采用栅格舵进行弹道控制。栅格舵是一种非常规的空间升力面,它是由众多薄的栅格壁镶嵌在边框内组成的蜂窝式结构,可以在

保持飞行器总体尺寸基本不变的情况下,获得很大的升力面积, 同时栅格舵铰链力矩很小,相应的舵机功率减小,有利于

减轻火箭的发射重量，已成功应用于SS-20、SS-21和SS-25等地地弹道导弹。我国也在神舟飞船整流罩上采用了栅格舵（见下图）。传统的运载火箭一般采用在尾部安装摇摆发动机,即摆动喷管的形式进行姿态控制。这种形式存在两个缺点：一是需要先将喷管口摆动到指定的角度才能执行控制作用，指令执行的时间延迟较大；二是摆动发动机及其伺服机构使得系统的复杂程度增加,可靠性降低,且系统质量增加。侧喷流控制技术利用喷流反作用力进行控制,具有响应快、重量轻等优点，已在航天飞机、飞船、卫星和导弹的变轨和机动中广泛应用，美国THAAD反导拦截弹就应用了侧喷流控制技术。姿态控制发动机的安装方式如图所示。共安装8台姿控发动机。俯仰/偏航发动机分别安装于偏航/俯仰轴的正负方向; 滚动控制发动机分为两组( 5/7 和6/8) , 同时开/关机, 与俯仰/偏航发动机间隔安装。根据美国人的说法，KT-409（SC-19）于2005年7月7日、2006

年2月6日进行过两次试验，最终于2007年1月11日将已失效的FY-1C卫星击毁。这标志着我国成为继美国后第二个掌握地基动能直接杀伤反卫星技术的国家。科工集团研制成功KT-409后又开始研制运载能力更大的固体运载火箭，也就是“快舟”。快舟火箭的一级发动机直径增加到1.7米，可以看作是开拓者系列中的KT-2。此前科工集团研制过的最大直径的固体发动是卫星近地点固体发动机FG-46（EKPM），直径1.7米，重6吨（装药5.444吨）。而用于运载火箭一级发动机的1.7米直径发动机则要大得多，这对于科工集团也是一个不小的技术进步（尽管科技集团早已掌握2米直径大推力固体发动机技术）。2013年5月13日发射的“鲲鹏七号”探空火箭（用于“高空科学探测试验”）可能实际上就是“快舟”的另一个马甲，飞行高度达到了地球同步轨道附近。这次试验也被美国称为“动能二号”（DN-2）高轨反导的测试。至于真相如何，见仁见智吧。“快舟”的整体技术方案应该是继承了KT-409，仍旧采用侧喷流和栅格舵联合姿态控制，此外采用了卫星和火箭公用的控制和导航系统，以节约成本和重量。SS-25导弹改装的START-1火箭结构示意图。START-1火箭一级也采用了栅格舵。快舟火箭采用一车一箭车载机动发射方式。

快舟的飞行时序（公开论文中的算例）：(1) 0 s时，计算机发出一级发动机点火指令,运载器经过垂直段飞行后开始

程序拐弯。程序拐弯结束后,飞行器按预定程序飞行。起飞初始阶段，由姿控发动机进行稳定控制；当飞行达到100 m/s 时, 转由格栅舵对运载火箭进行姿态控制。(2) 64~70 s 左右, 一级发动机耗尽；此后运载火箭按常姿态滑行一段时间,计算机同时发出一级分离、二级发动机点火指令, 运载火箭一、二级分离, 转入二级动力飞行段, 此后一直利用姿控发动机进行姿态控制。(3) 132~136 s左右, 二级发动机耗尽, 计算机发出二级分离发动机点火指令,二级分离体与三级分开;飞行器作无动力滑行, 滑行至120 km高度, 计算机发出整流罩分离指令, 抛整流罩; 整流罩分离完成后, 控制系统调整飞行器姿态角,当飞行攻角满足要求时,计算机发出三级发动机点火指令,飞行器转入三级飞行。(4) 260~270 s左右, 三级发动机耗尽, 计算机发出三级分离指令,飞行器与三级分离体分开; 飞行器作无动力飞行的同时进行姿态调整; 之后,末助推发动机点火,转入末助推段飞行。(5) 之后, 弹载计算机不断对飞行参数进行判定。在满足入轨要求后, 关闭末助推发动机，卫星入轨。START-1火箭的飞行时序

关于快舟的运载能力, IAC 2013上有一篇科工九院的论文的说是430 kg @ 500km SSO, 起飞重量32 t，发射费用600万美元。参照俄罗斯START-1固体火箭的运力图（见下），这大致相当于280 kg@ 700 km SSO。但要注意，这个运力只是